脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法技术

本发明专利技术提供一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，在飞行器带动力试验模型内部空间内，在需要温度模拟的发动机表面安装电热元件，建立壁面温度条件，然后启动脉冲风洞，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，通过天平测力、压力传感器测压获取流场壁面静压和推力数据，每次试验变化不同的壁温条件，得到不同壁温条件下发动机壁面静压沿程分布及天平测力数据，本发明专利技术结合新发展的壁面温度模拟试验方法，通过对比不同壁面温度条件下的飞行器总推力、壁面静压、流场流态等指标，开展壁面温度对超燃冲压发动机内流场影响的试验研究，总结归纳出壁温效应对推进流道流场的影响。

【技术实现步骤摘要】
脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法
本专利技术属于空气动力学
，尤其是一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法。
技术介绍
高焓脉冲风洞是指模拟高超声速飞行真实来流总温条件，试验时间一般在100ms-600ms之间，能够开展高超声速飞行器带动力气动试验的地面设备。脉冲型的高焓风洞在设计和建造上容易做到大口径、大流量，既能开展飞行器气动力试验，也可以开展发动机性能试验。100ms-600ms的试验时间对于气动力测量和发动机性能模拟已经足够，一定尺寸高焓脉冲风洞还可以直接开展一体化飞行器带动力试验。虽然高焓脉冲风洞适合开展高超声速飞行器气动/推进一体化试验，但存在一个关键技术问题还未解决，即试验时间相对较短，发动机内壁面来不及充分加热至热平衡温度，与实际飞行状态下的壁面温度相差大。壁面温度会影响超燃冲压发动机的性能，温度的差异势必会影响到地面试验与实际飞行状态性能换算的准确度。为评估带动力飞行器的真实性能，研究壁温效应对推进流道流场的影响，建立相应的性能换算关系，就必须对发动机的进气道、隔离段和燃烧室等关键部件的壁面进行加热。为此，基于地面试验中的脉冲风洞，结合超燃冲压发动机壁面温度模拟试验方法，发展了一种壁面温度对发动机流道内流场影响规律研究的新方法。在脉冲风洞中，由于运行时间的限制，大流量高温、高速气体在100～600ms的时间内来不及对发动机内壁面充分加热，壁面温度温升很小，基本就是室温，无法模拟真实的气动加热环境。为了能够准确地将地面试验数据与实际飞行状态性能进行换算，系统地开展壁面温度对超燃冲压发动机内流场影响的试验研究，基于现有的脉冲风洞测力测压试验技术，结合新发展的壁面温度模拟试验方法，通过对比不同壁面温度条件下的飞行器总推力、壁面静压、流场流态等指标，总结归纳出壁温效应对推进流道流场的影响。
技术实现思路
鉴于以上所述现有技术的缺点，本专利技术的目的在于提供一种安全可靠的研究壁温效应对发动机内部流场结构影响的试验方法。基于常规脉冲风洞中测力测压试验技术，结合新发展的超燃冲压发动机壁面加热技术，形成一套开展壁温效应研究的试验方法。为实现上述专利技术目的，本专利技术提供一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，在飞行器带动力试验模型内部空间内，在需要温度模拟的发动机表面安装电热元件，建立壁面温度条件，然后启动脉冲风洞，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，通过天平测力、压力传感器测压获取流场壁面静压和推力数据，每次试验变化不同的壁温条件，得到不同壁温条件下发动机壁面静压沿程分布及天平测力数据。从数据中得到不同壁温条件对发动机性能的定量影响。作为优选方式，所述方法包括如下步骤：(1)在试验模型的发动机表面安装电热元件，电热元件的最高加热温度1000K；电热元件外部用隔热材料进行隔热，使隔热材料外侧温度不超过320K；(2)将飞行器带动力试验模型安装在风洞均匀区内，风洞试验段抽真空；(3)启动电热元件进行加热，电压不得超过36V安全电压；(4)当壁温温度达到设定温度后，停止电热元件加热，风洞开始运行，进行飞行器带动力试验；(5)在100-600ms的有效试验时间内，测力天平采集飞行器总推力，压力传感器采集发动机壁面静压数据，试验结束。作为优选方式，所述壁面温度效应是指超燃冲压发动机壁面温度的不同会导致发动机内部流场结构内流和气动特性的不同。作为优选方式，所述脉冲风洞是指模拟高超声速飞行真实来流总温条件、试验时间在100ms～600ms之间、能够开展飞行器气动试验和发动机性能试验的地面设备。作为优选方式，飞行器带动力试验模型完全处于风洞的均匀区内，试验模型包括发动机、发动机下方的支撑框架、支撑框架内部的天平、天平下方的支架，天平的固定框与支架连接固定，天平的浮动框与框架连接，发动机上下壁面开有测壁面静压的两排测压孔。作为优选方式，被加热发动机的壁面温度采用接触式的热电偶测量，带内螺纹的固定块焊接在发动机的外壁面上，带外螺纹的热电偶传感器与固定块螺纹连接，热电偶与温度控制柜连接。作为优选方式，发动机与前后部件的连接采用石墨密封连接，发动机底部支撑处采用轴向不限位的支撑，支撑与支撑框架相连。轴向(即x方向)不限位的支撑允许发动机加热后在x方向自由膨胀。作为优选方式，在发动机两端的法兰盘面上开槽，将石墨安装在槽内，石墨厚度比槽的深度大1至2mm；与发动机法兰相连的其它部件法兰不开槽，直接通过螺栓、螺母紧固连接，法兰盘的底部支撑处通过螺钉与支撑框架相连，同时支撑框架的螺孔在发动机轴向即x方向留有位移余量。作为优选方式，电热元件为绳形加热器，工作电压36V，单个加热器的最大功率5KW，将绳形加热器缠绕在发动机外表面上，隔热材料覆盖在加热器上，最外层采用金属卡环将隔热材料和加热器压紧于被加热发动机的外表面。隔热材料使壁面达到目标温度，并保证加热过程中其它部件处于限定的温度范围内。发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室等子部件组成，分别研究每个子部件壁面温度对本区域流场结构所带来的影响。根据不同研究对象和试验目的，单车次试验加热其中的一个子部件。根据数值仿真结果及长时间高焓风洞试验结果，壁面最高加热温度为1000K。考虑目前常规隔热材料的性能参数，结合风洞试验时序要求，加热时间不超过20分钟，否则隔热材料外侧温度会超过设计指标，同时影响风洞试验效率。本专利技术的有益效果为：本专利技术通过在超燃冲压发动机的壁面安装电热元件来加热部件，当壁面完成加热后，风洞启动运行，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，内置测力天平获得发动机工作后飞行器的总推力，安装在壁面的压力传感器测量获得发动机压力数据。将该数据与脉冲风洞常规试验数据进行比较，分析壁温对发动机流场及燃料组织燃烧的影响，本专利技术基于现有的脉冲风洞测力测压试验技术，结合新发展的壁面温度模拟试验方法，通过对比不同壁面温度条件下的飞行器总推力、壁面静压、流场流态等指标，总结归纳出壁温效应对推进流道流场的影响。本专利技术提供的方法能够系统地开展壁面温度对超燃冲压发动机内流场影响的试验研究。附图说明图1是飞行器带动力试验模型示意图；图2是热电偶安装示意图；图3是发动机连接支撑示意图；图4是石墨密封槽示意图。图5是法兰盘与支撑框架连接示意图。图6是绳形加热器示意图。图7是加热器安装方式示意图。其中，1为试验模型，2为发动机，3为加热器，4为隔热材料，5为支架，6为天平，7为支撑框架，9为热电偶传感器，10为固定块，11为轴向不限位支撑，12为法兰盘，13为槽，14为螺钉，15为支撑框架的螺孔，16为金属卡环。具体实施方式以下通过特定的具体实例说明本专利技术的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本专利技术的其他优点与功效。本专利技术还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本专利技术的精神下进行各种修饰或改变。一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，在飞行器带动力试验模型1内部空间内，在需要温度模拟的发动机表面安装电热元件，建立壁面温度条件，然后启动脉冲风洞，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，通过天平测力、压力传感器测压获取流场壁面静压和推力数据，每次试验变化不同的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，其特征在于：在飞行器带动力试验模型(1)内部空间内，在需要温度模拟的发动机表面安装电热元件，建立壁面温度条件，然后启动脉冲风洞，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，通过天平测力、压力传感器测压获取流场壁面静压和推力数据，每次试验变化不同的壁温条件，得到不同壁温条件下发动机壁面静压沿程分布及天平测力数据。

【技术特征摘要】
1.一种脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，其特征在于：在飞行器带动力试验模型(1)内部空间内，在需要温度模拟的发动机表面安装电热元件，建立壁面温度条件，然后启动脉冲风洞，待风洞形成稳定流场后，发动机点火工作，通过天平测力、压力传感器测压获取流场壁面静压和推力数据，每次试验变化不同的壁温条件，得到不同壁温条件下发动机壁面静压沿程分布及天平测力数据。2.根据权利要求1所述的脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，其特征在于：包括如下步骤：(1)在试验模型的发动机表面安装电热元件，电热元件的最高加热温度1000K；电热元件外部用隔热材料进行隔热，使隔热材料外侧温度不超过320K；(2)将飞行器带动力试验模型安装在风洞均匀区内，风洞试验段抽真空；(3)启动电热元件进行加热，电压不得超过36V安全电压；(4)当壁温温度达到设定温度后，停止电热元件加热，风洞开始运行，进行飞行器带动力试验；(5)在100-600ms的有效试验时间内，测力天平采集飞行器总推力，压力传感器采集发动机壁面静压数据，试验结束。3.根据权利要求1所述的脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，其特征在于：所述壁面温度效应是指超燃冲压发动机壁面温度的不同会导致发动机内部流场结构内流和气动特性的不同。4.根据权利要求1所述的脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，其特征在于：所述脉冲风洞是指模拟高超声速飞行真实来流总温条件、试验时间在100ms～600ms之间、能够开展飞行器气动试验和发动机性能试验的地面设备。5.根据权利要求1所述的脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法，其特征在于：飞行器带动力试验模型(1)完全处于风洞...

【专利技术属性】
技术研发人员：张小庆，王琪，孙良，吴颖川，倪鸿礼，高昌，郭鹏宇，秦思，胡俊逸，吕金洲，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三八二零部队吸气式高超声速技术研究中心，
类型：发明
国别省市：四川,51